8 / 11
А.Ф. Киселев, В.В. Коваленко, Т.М. Притуло
8
Инженерный журнал: наука и инновации
# 8·2017
Рис. 6.
Рабочая часть аэродинамической трубы и размеры
плоскости интегрирования инварианта Жилина
Заключение.
Сравнение результатов расчета с данными первых
проведенных экспериментов позволяет сделать вывод о перспектив-
ности применения метода ЛПД при исследованиях ближнего поля мо-
делей летательного аппарата в сверхзвуковых АДТ. В то же время ана-
лиз полученных экспериментальных данных и их дальнейшая обработ-
ка в целях получения исходных данных для расчета звукового удара в
виде производной площади эквивалентного тела вращения выявили
следующие особенности.
В АДТ при испытаниях без модели на поверхности измерительной
пластины зафиксированы высокие уровни фоновых возмущений, кото-
рые часто соизмеримы с величинами, вызванными генераторами скач-
ков (компоновками крыло — фюзеляж и конус — цилиндр). Возмуще-
ния потока, создаваемые исследованными компоновками (крыло —
фюзеляж и конус — цилиндр), при М = 2 можно очистить от фоновых
возмущений путем вычитания соответствующих коэффициентов давле-
ния. Для других чисел Маха эта процедура не улучшает данные для
возмущенного моделями коэффициента давления.
В дальнейших исследованиях по внедрению методики в больших
АДТ необходимо изменить некоторые геометрические параметры.
Например, следует размещать измерительную пластину ближе к мо-
дели. Это должно привести к большим уровням индуцированных
возмущений, уменьшить влияние боковых эффектов на краях пла-
стины и обеспечить на ней более равномерный поток.